CN107121672A - 基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法 - Google Patents

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刘佩东
翟载腾
韦锡峰
范季夏
朱鸿昌
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Abstract

本发明公开了一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其包括以下步骤：步骤一，根据雷达卫星相控阵天线工作频段及其对微波吸波罩吸波性能的要求，选择在真空条件下不漏气、不挥发、耐高温、耐大功率、导热性能好、热变行小的硬性固体材料，制成满足使用要求的微波吸波罩模块；步骤二，根据雷达卫星相控阵天线几何尺寸，以及热试验吸波罩与相控阵天线几何关系要求，确定微波吸波罩几何尺寸等。本发明无需对相控阵天线进行大规模、长周期、高风险的改装，可直接在真空罐内进行无线大功率发射，大大降低雷达卫星试验成本和研制技术风险，提高了卫星研制进度。

Description

基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法
技术领域
本发明涉及一种卫星真空热试验方法，特别是涉及一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法。
背景技术
相控阵天线具有发射峰值功率高、天线增益大、天线波束具有两维快速扫描能力，且波束可赋形等特点，因而被广泛应用于雷达卫星微波载荷。但相控阵天线系统构成复杂，集成和改装工作量巨大，研制周期较长。
对于传统的雷达卫星，由于在真空罐内无法进行微波载荷无线大功率发射测试，因而需在整星真空热试验前后，对微波载荷相控阵天线进行无线转有线和有线转无线的状态改装。即在真空热试验前，需将相控阵天线的T/R(收发)组件至与天线辐射单元之间的射频连接电缆断开，连接地面测试用高频负载；在真空热试验结束后，再恢复原状态连接。由于相控阵天线具有体积大、系统构成复杂等特点，天线改装过程中会使用到各种吊装工具和大量工装，且因T/R(收发)组件至与天线辐射单元之间的射频连接电缆多为半钢成型电缆，拆装过程中有可能破坏原电缆成型形状及相关产品的射频接口，对相控阵天线性能造成严重影响，因而天线改装实施及风险控制难度极大。另外，随着相控阵天线T/R(收发)组件使用规模的不断增加(高分辨率宽带雷达卫星使用到的T/R(收发)组件数量已达到数千，甚至上万只)，天线改装一次所需时间，少则数月，多则半年以上，大大影响到了卫星研制进度。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其能够在真空罐内进行微波载荷无线大功率发射测试，有效避免无线改装带来的相控阵天线产品状态和性能变化问题，同时节省卫星真空热试验前后的天线改装时间，大大缩短雷达卫星的研制周期。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，其包括以下步骤：
步骤一，根据雷达卫星相控阵天线工作频段及其对微波吸波罩吸波性能的要求，选择在真空条件下不漏气、不挥发、耐高温、耐大功率、导热性能好、热变行小的硬性固体材料，制成满足使用要求的微波吸波罩；
步骤二，根据雷达卫星相控阵天线几何尺寸，以及热试验微波吸波罩与相控阵天线几何关系要求，确定微波吸波罩几何尺寸；
步骤三，根据微波吸波罩几何尺寸确定微波吸波罩安装基板铝板的尺寸，同时对铝板不安装微波吸波罩的一侧进行喷黑漆处理；
步骤四，在真空罐外进行微波吸波罩的组装，并采取整体吊装安装的方式吊装于真空罐的顶部位置，吊装位置根据热试验雷达卫星相控阵天线与微波吸波罩的几何关系确定；
步骤五，将雷达卫星吊入真空罐，雷达卫星有效载荷按正常程序进行法向波位单收发组件定标测试，地面记录处理定标测试数据，并将其与真空罐外同模式测试结果进行比对，对参加热试验的相控阵天线产品状态进行确认；
步骤六，关罐前测试完毕后，卫星断电，关真空罐，卫星按照热试验测试流程开展后续电测试和试验工作。
优选地，所述吸波罩模块的吸波性能设计主要针对雷达工作频段设计。
优选地，所述吸波罩模块的耐功率指标设计阈值不小于6dB。
优选地，所述吸波罩模块的吸波性能指标根据微波有效载荷具体性能测试项目确定。
优选地，所述微波吸波罩是一个只有五个面的立方体，其中正对相控阵天线的那面无东西，其余五面均有吸波材料。
优选地，所述微波吸波罩各面距离相控阵天线边界的最近距离不少于十个波长。
优选地，所述雷达卫星有效载荷在真空罐内进行大功率无线发射测试时，其发射的电磁波通过微波吸波罩转化为热能。
本发明的积极进步效果在于：本发明节省了真空热试验前后相控阵天线的改装时间，大幅缩短了型号研制周期，降低了研制成本和研制技术风险且适用于所有采用大型相控阵天线的雷达卫星的真空热试验。
附图说明
图1为本发明的流程图。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
如图1所示，本发明为基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其包括以下步骤：
步骤一，根据雷达卫星相控阵天线工作频段及其对微波吸波罩吸波性能的要求，选择在真空条件下不漏气、不挥发、耐高温、耐大功率、导热性能好、热变行小的硬性固体材料，制成满足使用要求的微波吸波罩；
步骤二，根据雷达卫星相控阵天线几何尺寸，以及热试验微波吸波罩与相控阵天线几何关系要求，确定微波吸波罩几何尺寸；
步骤三，根据微波吸波罩几何尺寸确定微波吸波罩安装基板铝板的尺寸，同时对铝板不安装微波吸波罩的一侧进行喷黑漆处理；
步骤四，在真空罐外进行微波吸波罩的组装，并采取整体吊装安装的方式吊装于真空罐的顶部位置，吊装位置根据热试验雷达卫星相控阵天线与微波吸波罩的几何关系确定；
步骤五，将雷达卫星吊入真空罐，雷达卫星有效载荷按正常程序进行法向波位单T/R(收发)组件定标测试，地面记录处理定标测试数据，并将其与真空罐外同模式测试结果进行比对，对参加热试验的相控阵天线产品状态进行确认；
步骤六，关罐前测试完毕后，卫星断电，关真空罐，卫星按照热试验测试流程开展后续电测试和试验工作。
微波吸波罩的吸波性能设计主要针对雷达工作频段设计。
微波吸波罩的耐功率指标设计阈值不小于6dB。
微波吸波罩的吸波性能指标根据微波有效载荷具体性能测试项目确定。
微波吸波罩是一个只有五个面的立方体，其中正对相控阵天线的那面无东西，其余五面均有吸波材料。
微波吸波罩各面距离相控阵天线边界的最近距离不少于十个波长。
雷达卫星有效载荷在真空罐内进行大功率无线发射测试时，其发射的电磁波通过吸波罩模块转化为热能。
雷达卫星有效载荷相控阵天线几何尺寸为：5.2m(x向)×3.1m(y向)，相控阵天线各模式最大峰值发射功率15000W，拥有T/R收发组件1500只，雷达卫星有效载荷工作在X频段，工作波长λ为3cm。根据图1所示相控阵天线与吸波罩几何关系，天线边缘距微波吸波罩的距离取10λ，即0.3m，这样可确定微波吸波罩在天线辐射正对面的几何尺寸为：5.8m(x向)×3.7m(y向)。根据相控阵天线各模式下最大峰值发射功率及吸波材料耐功率设计要求，取6dB为设计阈值，可确定吸波材料耐功率指标要求为:≥34.5dBW/m2，同时根据微波有效载荷系统性能测试要求，吸波罩模块反射率：≤-25dB。
选用满足在真空条件下不漏气、不挥发、耐高温、耐大功率、导热性能好、热变行小的硬性固体材料制作成微波吸波罩子阵模块；采用多个子阵模块在铝基板上集成满足使用几何尺寸要求的微波吸波罩。
微波吸波罩采用整体吊装的方式安装在真空罐顶部。
将雷达卫星吊入真空罐，雷达卫星有效载荷按正常程序进行法向波位单T/R(收发)组件定标测试，地面记录处理定标测试数据，并将其与真空罐外同模式测试结果进行比对，对参加热试验的相控阵天线产品状态进行确认。
关罐前测试完毕后，卫星断电，关真空罐，卫星按照热试验测试流程开展后续电测试和试验工作。
综上所述，本方法作为一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空试热验方法，在保证雷达卫星整星真空热试验有效的前提下，避免了相控阵天线大规模、长周期、高风险的改装工作，降低了雷达卫星研制成本和研制技术风险，缩短了雷达卫星研制周期。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
(1)提供了一种雷达卫星在真空罐内可以直接进行微波载荷无线大功率发射测试的整星真空热试验方法，真空罐内散射返回相控阵天线阵面的电磁波对微波载荷系统性能测试影响可忽略。
(2)节省了真空热试验前后相控阵天线的改装时间，大幅缩短了型号研制周期；
(3)本方法对采用了超大规模T/R收发组件相控阵天线的雷达卫星的真空热试验，在降低研制成本和研制技术风险，缩短雷达卫星研制周期方面效果更为显著。
(4)本方法适用于所有采用大型相控阵天线的雷达卫星的真空热试验。
以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，其包括以下步骤：
步骤一，根据雷达卫星相控阵天线工作频段及其对微波吸波罩吸波性能的要求，选择在真空条件下不漏气、不挥发、耐高温、耐大功率、导热性能好、热变行小的硬性固体材料，制成满足使用要求的微波吸波罩；
步骤二，根据雷达卫星相控阵天线几何尺寸，以及热试验微波吸波罩与相控阵天线几何关系要求，确定微波吸波罩几何尺寸；
步骤三，根据微波吸波罩几何尺寸确定微波吸波罩安装基板铝板的尺寸，同时对铝板不安装微波吸波罩的一侧进行喷黑漆处理；
步骤四，在真空罐外进行微波吸波罩的组装，并采取整体吊装安装的方式吊装于真空罐的顶部位置，吊装位置根据热试验雷达卫星相控阵天线与微波吸波罩的几何关系确定；
步骤五，将雷达卫星吊入真空罐，雷达卫星有效载荷按正常程序进行法向波位单收发组件定标测试，地面记录处理定标测试数据，并将其与真空罐外同模式测试结果进行比对，对参加热试验的相控阵天线产品状态进行确认；
步骤六，关罐前测试完毕后，卫星断电，关真空罐，卫星按照热试验测试流程开展后续电测试和试验工作。
2.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述吸波罩模块的吸波性能设计主要针对雷达工作频段设计。
3.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述吸波罩模块的耐功率指标设计阈值不小于6dB。
4.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述吸波罩模块的吸波性能指标根据微波有效载荷具体性能测试项目确定。
5.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述微波吸波罩是一个只有五个面的立方体，其中正对相控阵天线的那面无东西，其余五面均有吸波材料。
6.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述微波吸波罩各面距离相控阵天线边界的最近距离不少于十个波长。
7.如权利要求1所述的基于微波吸波罩的雷达卫星真空热试验方法，其特征在于，所述雷达卫星有效载荷在真空罐内进行大功率无线发射测试时，其发射的电磁波通过微波吸波罩转化为热能。
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